Управляемая ракета большой дальности Г-300 (изделие 210/211).
Разработчик: КБ-1
Страна: СССР
Начало разработки: 1950 г.
Начало испытаний: 1952 г.
Комплекс перехвата воздушных целей с управляемой ракетой класса «воздух-воздух» Г-300 разрабатывался как авиационная компонента к наземной зенитной системе С-25 «Беркут».
Зенитная ракета В-300 комплекса С-25 «Беркут».
Зенитная ракета В-300 на ПУ комплекса С-25 «Беркут».
Разработка авиационного компонента системы ПВО с самолетом дальнего радиолокационного дозора Г-310 с радиолокационным комплексом Д-500 и ракетами воздушного базирования Г-300 начата КБ-1 совместно с ОКБ-301 С.А.Лавочкина в 1950 году. Работы велись по Постановлению СМ СССР от 23 сентября 1950 года в рамках работ по созданию системы ПВО С-25 (головной разработчик — КБ-1, главные конструкторы — П.Н.Куксенко и С.Л.Берия, разработка велась по Постановлению СМ СССР № 3389-1426 от 9 августа 1950 года).
Разработки осуществлялись под неустанным вниманием со стороны высшего государственного руководства и велись кооперацией организаций во главе с КБ-1, в руководстве которого одну из главных должностей занимал Сергей Лаврентьевич Берия — сын одного из ближайших сподвижников Сталина. Эти обстоятельства, с одной стороны, способствовали быстрому развертыванию работ с привлечением всех необходимых смежников, но с другой — послужили одной из причин столь же решительного свертывания разработки авиационного комплекса после достижения решающих успехов в создании «Беркута» и ареста Л.П.Берия.
По замыслу КБ-1 воздушный компонент системы ПВО С-25 должен был стать третьим эшелоном, предназначенным для уничтожения целей, прорвавшихся через два наземных эшелона системы. К началу 1951 года КБ-1 выдало ТТЗ на создание ракеты и в ОКБ-301 было начато её проектирование.
В феврале-марте 1951 года МАП СССР провел выбор самолета-носителя системы — требования по длительному продолжительному барражированию комплекса и по максимальной независимости самолета-носителя от наземных радиолокационных средств определили выбор в качестве базы для создания «истребителя-перехватчика» самого тяжелого из отечественных серийных военных самолетов того времени — бомбардировщика Ту-4. Носитель получил индекс Г-310 (встречается обозначение Ту-4-Д-500). Г-310 предусматривал объединение функций самолета дальнего радиолокационного дозора — своего рода АВАКС — и перехватчика в одном летательном аппарате. Самолет был оснащен 4 радиолокационными станциями системы «Тайфун» Д-500 с дальностью 80-100 км, обеспечивающими обзор передней, задней, верхней и нижней полусфер. Наведение ракет планировалось осуществлять по лучу РЛС носителя в равносигнальной зоне луча РЛС. Разработкой РЛС занималось НИИ-17 МАП СССР, главный конструктор — В.В.Тихомиров. В состав комплекса РЛС Д-500 самолета-носителя входили:
— РЛС обнаружения воздушных целей АР-27 — дальность обнаружения цели типа Ту-4 — 35 км;
— РЛС опознавания АР-33;
— РЛС автоматического сопровождения цели и наведения ракет АР-46 — дальность захвата цели — 20 км;
— РЛС ввода ракеты в луч АР-49 (после старта ракета «проседала» на 100 м и для ввода ракеты в луч РЛС требовалось управление маневром).
Ту-4Д-500 (Г-310) с ракетами Г-300. Рисунок.
Ракета Г-300 (изделие 210) проектировалась как уменьшенная копия ракеты В-300 (изделие 205) наземной системы ПВО С-25 с Х-образным расположением крыльев и с двумя РДТТ-ускорителями. В марте 1951 года результаты испытания системы управления на самолете-летающий лаборатории Ту-2ЛЛ показали, что при текущих ТТХ ракеты поражение цели по методу «трех точек» не обеспечивается из-за слишком больших относительных скоростей объектов.
Летающая лаборатория Ту-2ЛЛ для отработки системы наведения ракет Г-300.
Начиная с марта 1951 года разработан второй вариант «изделия 210» — ракета с крестообразным расположением крыльев и с одним РДТТ-ускорителем, расположенным в хвостовой части. Этот вариант ракеты был запущен в производство для проведения испытаний, в КБ А.М.Исаева построен ЖРД и начаты его стендовые испытания, ведется отработка автопилота и РДТТ-ускорителя для ракеты. Результаты расчетов и испытания компонентов будущей ракеты показали необходимость внесения существенных изменений в ТЗ на разработку комплекса — требовалось улучшение маневренности ракеты для быстрого и уверенного ввода в радиолуч наведения, улучшение силовой установки ракеты и применение нового боевого заряда.
«Изделие 210» (1-й вариант) без РДТТ-ускорителей.
«Изделие 210» (2-й вариант) с РДТТ-ускорителем.
Конструктивно ракета Г-300 была выполнена по аэродинамической схеме «утка» с размещением элеронов только на одной паре крыльев ракеты, расположенных в одной плоскости. Корпус состоял из шести отсеков:
— головной обтекатель с РЛ ГСН (в перспективе) и радиовзрывателем;
— рулевой отсек с аэродинамическими рулями;
— боевая часть;
— баки топлива;
— приборный отсек;
— ЖРД.
Проекции ракеты Г-300. Схема.
Создание нового варианта ракеты «изделие 211» под измененное ТТЗ начато ОКБ-301 по Постановлению Совмина СССР от 3 ноября 1951 года. Проектирование завершено в концу 1951 году. В январе 1952 года начато производство и наземная отработка узлов и агрегатов ракет, а позже и сборка самих ракет. Всего в 1952 году заводом ОКБ-301 собрано 63 ракеты Г-300 (изделие 211).
В марте 1952 года подготовили самолет Ту-4 с РЛС, в мае-сентябре — провели его летные Испытания. Кроме того, выполнили 5 пусков «изделий 211» с наземной пусковой установки, а в августе следующего года – семь пусков без радиоуправления с Ту-4, в ходе которых выявилась недостаточная надежность включения двигателя С2.219, разработанного в КБ-2 НИИ-88 под руководством Исаева. При летных испытаниях преобразованной в истребитель «сверхкрепости» произошла авария. По свидетельству непосредственного участника этих работ, в полете винт одного из двигателей пошел «в разнос» и отлетевшая лопасть пробила фюзеляж. Все обошлось без жертв, но работы прервали, а затем и приостановили.
Испытательный пуск «изделия 211» с носителя Г-310, 1952 г.
Для пуска ракет Г-300 под крыльями Ту-4 / Г-310 монтировались параллелограммные фермы-пусковые установки, по по две на крыло. При сбросе ракеты открывался замок подвески, под собственным весом ракета раскрывала параллелограммный шарнирный механизм, который при полном раскрытии освобождал цапфы ракеты и снимал блокировку запуска двигателя ракеты.
Пуск «изделия 211» с пусковой установки носителя Г-310, 1952 г.
Испытания двигателей для «изделий 210/211» проводились на стендах НИИ-229 (до 1956 года — филиал № 2 НИИ-88, теперь НИИ ХИММАШ) в Загорске: в 1952-м и 1953 году на испытательной станции № 3, далее работы по теме были прекращены. Испытания включали отработку пуска, КДИ камеры (от стендовой системы подачи компонентов), ОСИ ДУ в составе изделия. На качающемся стенде отрабатывалась работа системы подачи компонентов при различных пространственных положениях изделия с вращением относительно двух осей.
Испытания ракеты «изделие 211» на качающемся стенде филиала №2 НИИ-88, 1952 г.
Испытания ракеты «изделие 211» на качающемся стенде филиала №2 НИИ-88, 1952 г.
Двигатели:
— «изделие 210» (оба варианта ракеты) — однокамерный ЖРД С2.219, вариант двигателя С09.29 для ракеты «изделие 205» системы ПВО С-25, разработки ОКБ-2 НИИ-88, главный конструктор — А.М.Исаев.
Система подачи топлива: вытеснительная с помощью ВАД (воздушный аккумулятор давления)
Запуск двигателя с помощью двухкомпонентного пускового топлива — горючего ТГ-02 и окислителя меланж М-50 (самовоспламеняющаяся пара)
Окислитель: азотная кислота
Горючее: керосин / триэтиламинксилидин
Тяга двигателя: не более 2000 кг
Время работы: 16-17 с
На ракете «изделие 210» (первый вариант) предполагалось использование РДТТ-ускорителей, парами устанавливаемые в центральной части корпуса в горизонтальной плоскости. Ускорители синхронно сбрасывались с ракеты.
Масса топлива одного РДТТ: 210 кг
Время работы: 2,5 с
— «изделие 211» — двухрежимный однокамерный ЖРД С.911.0100 разработки ОКБ-2 НИИ-88, главный конструктор — А.М.Исаев. Двигатель вероятно является вариантом ЖРД С2.219 с использованием других топливных компонентов. В части источников содержатся сведения о том, что ЖРД мог запускаться при снижении температуры до -57°С, но стенд 4Г НИИ-229, позволявший проводить испытания с термостатированием компонентов и двигателя (специально для авиационных средств поражения) был создан только в 1960 году, так же ЛИИ ВВС в те годы еще не было готово к высотным испытаниям ЖРД на борту самолетов-летающих лабораторий.
Система подачи топлива: вытеснительная с помощью ВАД (воздушный аккумулятор давления)
Окислитель: 80% азотная кислота и 20% азотный тетроксид (АК-20Ф)
Горючее: керосин / триэтиламинксилидин
Пусковое горючее: ТГ-02 (один компонент, самовоспламеняется со штатным окислителем)
Тяга на стартовом участке: 4200 кг
Тяга на маршевом участке: 2400 кг
Тяга двигателя: 1220 кг
Время работы:
— стартовый участок: 4-6 с
— снижение тяги до маршевой: 13-16 с
— общее время работы двигателя: 30 с
В 1952 году группа военных во главе с министром обороны маршалом А.М.Василевским приступила к проработке развертывания частей перехватчиков Г-310. Предполагалось развертывание в составе системы ПВО Москвы дивизии особого назначения в составе двух полков по три эскадрильи в каждом. Для базирования дивизии предполагалось выделить два основных аэродрома (внутри и вне кольца системы ПВО Москвы) и два запасных аэродрома (аналогично). Для эксплуатации самолетов Ту-4 требовались аэродромы 1-го класса и потому а марте 1952 года маршал Л.Л.Говоров предложил в качестве основных аэродромы Чкаловский и Мигалово (Калинин), а в качестве запасных — Раменское и Дягилево (Рязань). К концу 1952 года вероятно с подачи Л.П.Берии решено построить новый аэродром для использования в качестве основного — западнее дачного поселка Шереметьевский — будущий аэропорт Шереметьево.
В январе 1953 года в ОКБ-301 начаты работы по устранению, выявленных в ходе первых испытательных пусков, недочетов — доработана двигательная установка, автопилот АПГ-301Р заменен на АПГ-301С, установлен ответчик. Произведена настройка аппаратуры ракет для пусков в управляемом варианте. В августе 1953 года произведены пуски второй группы из пяти ракет «изделие 211» без радиоуправления с автопилотом АПГ-301С. Пуски прошли успешно, нареканий к ракетам и к работе автопилота не было. По результатам пусков сделан вывод о возможности перехода к управляемым пускам ракет. По другим данным в августе 1953 года было выполнено еще 7 пусков.
После начала работ по созданию ракет «воздух-воздух» К-15 для вооружения реактивных истребителей (по Постановлению СМ СССР № 2837-1200 от 20 ноября 1953 года) все работы по ракетам Г-300 (изделие 211) решено вести только в интересах разработки комплекса К-15. Но из-за недоведенности бортовой аппаратуры радионаведения испытания ракет «изделие 211» в управляемом варианте так и не состоялись. Работы по аппаратуре управления Г-301 прекращены приказом МАП от 9 июня 1954 года. Позже, по приказу МАП СССР от 16 августа 1954 года прекращены и все работы по ракетам «изделие 211». Для прикрытия Москвы сочли достаточной зенитную ракетную систему С-25, а на меньшем удалении от границ Ту-4 были уже явно уязвимы. Более важной посчитали разработку управляемого ракетного оружия для настоящих истребителей.
Сейчас трудно однозначно оценить оправданность этого решения. С одной стороны, в результате опытно-конструкторские работы по самолетам дальнего радиолокационного обнаружения в нашей стране прервались до конца десятилетия и были возобновлены почти с чистого листа на Ту-126. И только спустя еще много лет заложенная в систему Г-300 идея сочетания истребителя и самолета типа «АВАКС» «в одном флаконе» была наконец реализована в комплексе на базе самолета МиГ-31 с РЛС «Заслон» и ракет К-33. С другой стороны, авиация ПВО избавилась от перспективы сложной и опасной эксплуатации ракет с жидкостными ракетными двигателями.
ТТХ:
Модель: изделие 210 (1-й вариант, расчетные данные) / изделие 210 (2-й вариант, расчетные данные) / изделие 211 (расчетные данные)
Длина, мм: 7650 / — / 8340
Диаметр, мм: 450 / — / 530
Размах крыла, мм: 2292 / — / 2292
Размах стабилизатора, мм: 1085 / — / 1088
Площадь крыла (в одной плоскости, с корпусом), кв.м: 2,3 / — / 3,5
Масса стартовая, кг: 1182 / 1015 / 1060
Масса пустой, кг: 584 / — / 652,5
Масса РДТТ-ускорителей, кг: 370 / — / —
Масса топлива: 220 кг (46 кг керосина, 174 кг азотной кислоты) / — / 395 кг
Масса БЧ, кг: 100 / — / 100
Высота полета ракеты в момент выключения двигателя (при старте с высоты 10000 м по цели летящей на высоте 20000 м), м: 15000
Скорость максимальная (высота), м/с (м): 740 (15000) / 742 (16160) / 848
Скорость конечная (при старте с высоты 10000 м по цели летящей на высоте 20000 м), м/с: 577 / 640 / —
Время активного участка полета, сек: 16 / — / —
Время полета (при старте с высоты 10000 м по цели летящей на высоте 20000 м), сек: 27 / — / —
Максимальная располагаемая поперечная перегрузка в конце полета, ед: 1,9 / 2,13 / 4,64
.
.
Список источников:
Р.Ангельский, В.Коровин. Отечественные управляемые ракеты класса «воздух-воздух».
Журнал «Авиация и космонавтика» 11-2002. Р.Ангельский. Ракета Г-300 (изделия 210 и 211).
«Русавиа», 2002. Н.В.Якубович. Самолеты С.А.Лавочкина.
Военно-технический сборник «Бастион». А.В.Карпенко. Отечественные авиационные ракеты класса «воздух-воздух».
Сайт НПО им. С.А.Лавочкина. Комплекс «Г-300» воздушной обороны на базе Ту-4.
Сайт «MILITARY RUSSIA». Отечественная военная техника. Г-300 «Беркут».